一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环与流程

本发明涉及航空发动机技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环。

背景技术：

航空发动机作为飞机的“心脏”，被誉为工业皇冠上的明珠，是技术集成度最高、最复杂的一类产品。发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进一些附属设备组成。压气机将空气吸入到发动机内部并进行压缩，进入燃烧室后和航油充分混合并燃烧，产生出的高温高压气体推动涡轮叶片转动。

涡轮外环是位于涡轮段涡轮机匣上并与转子部件保持一定间隙的结构部件，用于隔离高温燃气和支撑机匣整体结构。据报道，涡轮性能损失的1/3是由涡轮外环与叶尖间隙的泄漏引起的，叶尖间隙与叶片高度之比每增加1％，涡轮效率降低约1.5％，耗油率则增加约3％。因此，涡轮叶片叶尖与涡轮外环之间的间隙应尽量的小。

另一方面，涡轮叶片由于处于温度最高、应用最复杂、环境最恶劣的部位，高速旋转时需承受气动力和离心力的作用，所承受应力高达数百兆帕。在装配失当或高温下长期应力作用下，涡轮叶片与涡轮外环都会发生形变。而涡轮外环材料通常为具有良好高温强度的高温合金，发生非正常刮擦时容易造成涡轮叶片磨损，从而降低气密性。因此，涡轮外环需具备一定的变形能力和可磨耗特性来控制构造上的间隙，防止在工作状态下旋转的涡轮叶片叶尖与涡轮外环相互摩擦造成机械损伤，乃至引起灾难性的后果。

目前，采取的措施大都在涡轮外环表面增加石墨或蜂窝结构。然而，石墨环存在与基体结合不牢而导致抗冷热疲劳性能差等缺点。金属蜂窝结构具有比强度高、抗冷热疲劳性好以及可磨蚀等优点，可通过焊接的方式与涡轮外环连接在一起，但其服役温度容易受到焊料熔化温度的限制，且其抗燃气冲刷能力仍不够理想。在涡轮外环内壁制备一层抗高温腐蚀和磨耗性能的防护涂层，已获得了一定程度的应用。涡轮叶片的叶尖和涂层相互作用时，在叶片损伤程度最低的前提下，涂层表面被磨损和刮削，继续保证涡轮叶片与涡轮外环间正常工作状态下的最小间隙，起到提升发动机的推力和降低燃油消耗的作用。然而，由于涡轮外环的工作温度通常达到甚至超过1000℃，高温高压工况环境下，传统的中低温可磨耗封严涂层会因腐蚀、氧化和热疲劳等原因迅速失效，无法满足先进航空发动机的服役要求。

mcraly涂层因具有优良的抗高温氧化和热腐蚀性能，低的脆/塑性转变温度和良好的高温塑性等特点，已广泛应用于涡轮发动机热端部件的防护。目前，国内航空发动机涡轮外环实际应用的高温防护涂层主要采用大气等离子制备mcraly涂层，和/或在原始喷涂粉末中添加一定含量的聚苯脂以控制涂层的孔隙率。专利(201820911736.8)采用大气等离子喷涂方法在涡轮外环内壁制备了大厚度conicraly涂层，该方法具有效率高、成本低等特点，但涂层孔隙率较高且内聚强度较低，尤其是涂层内部孔隙较大且氧化较为严重，制备过程中生成的al2o3、cr2o3等硬度高且脆的氧化物颗粒，容易导致使用过程中与之对磨的涡轮叶片叶尖磨损严重，且涂层开裂几率较高，批量生产困难，已经不能够满足先进航空发动机的设计要求。

专利申请(201710901065.7)采用低压等离子喷涂方法制备了mcraly涂层，但该方法每喷涂0.2～1mm即需采用真空热处理对已涂覆的涂层进行去应力及扩散处理，效率较低且时间及经济成本太高，且不同热处理阶段之间的分层较为严重，在实际使用过程中存在整块脱落的风险。

专利申请(201510329817.8)采用低压等离子喷涂方法制备了conicraly涂层，但每喷涂0.1～0.2mm厚度即需打开真空腔室并在室温下冷却，该过程可能会引起降温初期涂层的氧化和因为降温过快而导致的涂层与基体的开裂。每0.2～0.6mm厚度需要进行热扩散处理，过程繁琐且效率较低。同时，对扩散热处理后的涂层还需进行二次喷砂和转移弧清理工序，增加了砂粒夹杂及转移弧清理过程中导致涂层卷起等风险。

随着技术的进步，航空发动机的转速、温度随之增加，对涡轮外环高温防护涂层提出了更高的需求。也有研究者开发出了金属粘结层+陶瓷层的双层、多层或梯度结构涂层，虽然具备较高的耐热温度，然而陶瓷与金属粘结层或基体间较大的物理性能差异，易引起大厚度涂层制备及服役过程中承受高热负荷和循环热冲击时产生缺陷并导致失效，且涂层中大量的陶瓷硬质颗粒会在与叶片发生摩擦时加剧叶片的磨损和变形。

鉴于此，特提出本发明。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环。

本发明是这样实现的：

一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法，其包括：将涡轮外环分块，并对每块分体式涡轮外环的内壁制备由靠近基体侧至远离基体侧孔隙率梯度增加的防护涂层，然后进行去应力热处理和真空扩散热处理，再去除尺寸余量。

传统涂层制备过程中通常将涡轮外环作为一个整体放置在转台上以较高转速进行旋转喷涂。由于尺寸限制，喷枪不能垂直于工件内壁待喷涂面，而必须以一定的倾斜角度进行喷涂，而喷涂区域上下部位有凸起结构遮挡，必然导致工件截面上下部涂层厚度不均匀，涂层质量也会受到影响。为解决此问题，需频繁的对工件进行翻转，不可避免的影响到涂层的制备效率和质量。同时，服役过程中涡轮外环直接与高温燃气接触，其热负荷仅次于叶片，而其背面一般直接与冷气接触，若以整环的结构进行工作，涡轮外环内外侧显著的温差必然导致二者径向热膨胀不匹配而造成涂层剥离等严重的后果。此外，由于涂层的厚度较大而涡轮外环本体的壁厚较薄，应力的累积必然会导致工件的变形，如果将涂覆了涂层的整环再作分割处理，其残余应力释放极易引起涂层在加工和服役过程中的崩落。

因此，本发明涡轮外环本体采用分体式结构。可通过将涡轮外环整环毛坯沿周向分割成若干段，也可按照具体的尺寸由较小的棒材或环材进行分段式加工。

将待喷涂的分体式涡轮外环的两端预制喷涂固定孔，且预留加工余量。

将分体式涡轮外环待喷涂区域加工为凹槽，凹槽用于对后续沉积于槽内的涂层形成约束，凹槽的结构还可防止涂层在车加工、磨削和抛光处理时对涂层的挤压损伤。凹槽的深度应低于制备态涂层厚度，但高于最终磨削抛光后涂层的厚度。凹槽的底部水平，这样可以保证涂层喷涂的均匀度。优选的，设置凹槽的边缘为圆弧过渡，以避免涂层在凹槽边缘位置的应力集中。

防护涂层呈现基体侧致密而远离基体侧致密度相对较小的梯度，即靠近基体一侧的防护涂层孔隙相对较少，可满足对高温腐蚀性能的需求。而远离基体一侧的防护涂层孔隙相对较多，既可解决因涂层微结构突变所致的层间热膨胀系数不匹配和内聚强度不足，还可作为初始裂纹源，在与叶片发生非正常刮擦时促进涂层内部粘结的断裂，有助于减少涂层材料向叶片的转移量，满足对涂层磨耗性能的需求。

随着航空发动机技术的发展，提高涡轮进口温度是提高发动机推力与推重比的重要手段。一方面，涡轮外环长期在高温和腐蚀的燃气环境中服役，其热负荷仅次于叶片，服役温度的进一步提高可能会导致高温合金的烧蚀，进而引起发动机涡轮叶片叶尖与涡轮外环间的间隙扩大，气流工作效率下降。因此，为防止长时服役过程中高温腐蚀介质对涡轮外环本体的侵蚀，其表面所涂覆的涂层必须具备良好的抗高温腐蚀性能，要求涂层具备较高的致密度。另一方面，当高速旋转的涡轮叶片受热和离心力作用而伸长时，以及长期振动等因素，涡轮叶片可能会刮擦到涡轮外环表面的涂层。为保证在发生非正常刮擦时涡轮外环表面涂层不会大块整体脱落，涡轮叶片和涡轮外环之间的间隙可以继续起到气路封严作用，涂层需具备良好的高温可磨耗性。因此，涂层应具备一定的孔隙。简言之，抗高温腐蚀性能和可磨耗性能对于涂层的致密度要求是存在冲突的。如何实现涡轮外环表面大厚度涂层的抗高温腐蚀性能与可磨耗性能的兼容，是涡轮外环表面防护涂层需要面临的重要问题。

基于此，本发明设计了一种涂层孔隙率梯度变化结构，而非简单的单层致密结构或下层致密上层疏松的双层结构。防护涂层采用由底层(靠近基体)致密梯度过渡至表层(远离基体)孔隙相对较多的结构，解决了涂层抗高温腐蚀性能与可磨耗性能的兼容性问题。

在本发明应用较佳的实施方式中，防护涂层的孔隙率由靠近基体侧的小于0.5％梯度增加至远离基体侧的小于3％。

涡轮外环本体材料一般为高温合金，通常具有优异的高温强度，良好的抗氧化和抗热腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能。材质可以为变形高温合金、铸造高温合金、粉末高温合金甚至单晶高温合金。

防护涂层为mcraly防护涂层，m为ni和/或co。

优选的，防护涂层的原材料呈球形，防护涂层原材料的粒径为5-63μm；更优选的，防护涂层原材料的粒径为5-45μm。

mcraly涂层通常具有抗氧化、高温低硬度、可磨耗、高温稳定性、抗热震和结合力高的特点，是作为涡轮外环高温防护涂层的理想材料。其中，m为ni，co或它们的组合。ni基涂层具有优良的抗氧化性能，co基涂层的抗热腐蚀性能更为突出，ni与co的组合则使涂层兼具上述特性，al用来形成保护性的al2o3膜，cr用来促进氧化膜的形成并提高抗热腐蚀能力，y用来提高氧化膜与涂层的结合力。涂层材料可以为nicraly，cocraly，nicocraly或crnicraly。涂层中还可通过添加hf，si，ta，re，zr，nb等元素中的一种或多种以满足一些特定的应用需求。

涂层的材料可以为conicraly，该涂层具有优异的抗氧化和耐热腐蚀性能，并可通过喷涂后热处理提高其综合性能。

而选择粒径较小的球形雾化粉末作为原材料，即便是部分原材料粉末未能送入等离子射流中心，也可保证粉末在沉积为涂层之前能充分的熔化，以降涂层中未熔颗粒的比例。

喷涂防护涂层结构对环境氛围气压强较为敏感。低压条件下熔融的粉末颗粒具备更高的飞行速度，且熔滴在基体和已沉积涂层表面可以变形及铺展得更为充分，因此所得涂层极为致密。随着喷涂腔室内压强的增加，熔融粉末颗粒的飞行速度相对较低，熔滴撞击到基体或已沉积涂层时可能会发生溅射，或变形粒子在凝固前难以完全展平并填充与其他颗粒的间隙中就会形成孔洞，涂层孔隙率相应增加。特别的，随着喷涂腔室内压强的增加，等离子射流的有效长度明显降低。为获得较好的涂层质量和保证沉积效率，喷枪与工件的距离应随着喷涂腔室内压强的增加而相应的缩短。

此外，由于喷涂过程一直在封闭的保护性气氛中进行时，喷涂前通过反复将真空腔室抽至低压并充入保护性气体来降低氧含量，喷涂过程中调节喷涂腔室压强时充入的也是惰性保护气体。因此，喷涂腔室内不同压强下单位体积的氧含量是基本恒定的，涂层中的氧含量并不会随压强的增加而显著变化。

因此，通过不断调节喷涂腔室的压强和喷涂距离，可获得孔隙率梯度分布的涂层结构。进一步的，每喷涂一定厚度，增加喷涂腔室的压强并相应的缩短喷涂距离，涂层孔隙率将由靠近基体侧至涂层表面逐渐增加。

涂层的沉积效率和性能结构对喷枪与工件之间的距离和角度非常敏感，而分体式涡轮外环为整环上所截取的一段，喷涂面为弧形。若喷枪的移动轨迹为传统的直线型，则分体式涡轮外环中间区域与喷枪垂直，但喷涂距离最大；喷枪往两端移动时，喷涂距离逐渐减小，但喷枪与喷涂面间的倾斜角度随之增加，涂层在不同区域的沉积率和涂层质量就会存在较大的区别，并导致最终涂层厚度和微观结构的不均匀，涂层内部应力分布更为复杂，并伴随着后续机加工作量的增加。

进一步地，本发明根据待喷涂工件弧面特征，设计仿形走枪路径，以保证喷枪在移动过程中与分体式涡轮外环喷涂区域保持垂直且喷涂距离一致，最大程度的实现不同区域涂层厚度及微观结构的均匀分布。

采用低压等离子喷涂方法制备涂层时，等离子射流会急速膨胀，射流被拉长且直径明显变大，相同功率条件下的能量密度必然降低，在射流中飞行的粉末颗粒速度更快而温度相对较低，可能会导致部分粒径较大的粉末颗粒熔化不完全而不能充分铺展，这会影响到粉末颗粒逐层堆垛形成涂层时不同颗粒沉积物间的间隙和相互连接，进而影响到涂层的孔隙率及内聚强度等性能。在与叶片发生非正常刮擦时，未熔凸起物也可能成为裂纹萌生位置。为解决上述问题，本发明采用更高功率的等离子喷枪来提高等离子射流的能量密度，改善粉末颗粒的熔化情况，减少未熔颗粒的比例。

在本发明应用较佳的实施方式中，上述在分体式涡轮外环内壁制备由基体侧至涂层顶端孔隙梯度增加的防护涂层包括如下步骤：

设置喷涂真空腔室压强为6～80kpa、等离子喷枪电流为1500～2100a、氩气流量为90～120l/min、氢气流量为4～10l/min、送粉速率为20～50g/min、喷枪移动速度为20～70mm/s、喷涂距离150～500mm，制备态防护涂层的厚度为0.6～2.5mm；

在本发明应用较佳的实施方式中，每喷涂0.10～0.20mm的厚度，增加喷涂腔室环境压强3～15kpa，喷涂腔室环境的初始压强为6-10kpa；同时缩短喷涂距离15～75mm，保证等离子射流尖端与工件表面间距离基本一致。

一方面，为尽量减小涡轮外环与涡轮叶片的间隙，所制备的涂层必须磨削加工至较高的精度及适宜的粗糙度；另一方面，涡轮外环的壁厚通常较薄，涂层制备过程中的残余应力累积会导致工件发生一定程度的变形。因此，涂层在厚度上必须保证一定的加工余量。此外，为给涡轮外环工件更充分的保护，加工后的涂层也应具备较高的厚度，方能满足长时服役的要求。所以，制备态涂层厚度通常都在0.6mm以上，甚至厚达数mm。

喷涂是在密闭的真空腔室内完成，散热性较差且涡轮外环本体的厚度有限，随着涂层厚度的增加，必然引起残余应力的累积，导致的后果轻则基体变形，这必然增加后续机加工作量和变形处机加后涂层/涡轮外环厚度分布不均匀；重则涂层脱落，会导致工件报废或重喷。由于所制备的涂层不是以隔热为目标，所以涂层厚度也不是越厚越好。

涂层中的残余应力是热喷涂涂层最典型的特点之一，这主要是由涂层和基体之间组织结构和物理性能差异，以及涂层形成过程中熔融态颗粒在基体表面急速冷却凝固时体积收缩而产生微观收缩应力积聚所致。热喷涂涂层中残余应力以拉应力为主，并随着涂层厚度的增加而愈发显著，导致涂层脱落风险急剧增加。因此，可采取去应力热处理措施减少甚至消除残余应力，减少其变形与形成裂纹倾向。

在本发明应用较佳的实施方式中，上述对涂覆防护涂层的分体式涡轮外环进行去应力热处理包括如下步骤：在真空度高于10^-2pa的真空热处理炉内，进行去应力热处理；

优选的，去应力热处理是以5～10℃/min速率升温至500～750℃，保温；优选的，保温时间为2～6h。

喷涂过程中，熔融的粉末颗粒与基体碰撞后，主要与基体表面的凹凸粗糙面以机械咬合的形式结合。随着涂层厚度增加引起残余应力积聚等原因，涂层与基体的结合强度有降低的风险。通过真空扩散热处理在涂层与基体界面区域形成厚度达数十微米左右的扩散带，可有效提高涂层与基体的结合强度。同时，扩散热处理还可以一定程度的消除涂层的内部缺陷，增强涂层的内聚强度。

在本发明应用较佳的实施方式中，上述进行真空扩散热处理包括如下步骤：去应力热处理后，在真空热处理炉内以10～20℃/min速率升温至900～1100℃，保温进行扩散处理；

在本发明应用较佳的实施方式中，上述保温时间为4～10h，保温后随炉冷却或充入氩气至20～80kpa加速冷却至室温。

本发明提供的表面处理方法喷涂过程一次成型，不需要喷涂至一定厚度后进行翻转及热处理后二次喷砂或转移弧清理，可喷涂至设计厚度后一次性进行去应力处理和扩散处理。既避免了涂层中的分层现象，又可显著提高生产效率。

喷涂过程中，尽管采用了物理的方式进行遮挡，但由于涂层的厚度较厚，部分颗粒可能会反弹至非喷涂区域并沉积为涂层。此外，出于减重等目的，涡轮外环本体一般都较薄，而大厚度涂层制备过程耗时较长，且喷涂过程是在全封闭和低真空环境下进行，工件在喷涂过程中无法充分冷却造成的应力累积通常会导致工件本体变形。因此，无论是分体式涡轮外环本体，还是表面所涂覆的涂层都预留了一定的加工余量，必须予以去除。

将经过去应力处理和扩散处理的分体式涡轮外环工件固定于专用卡盘上，切割去除单个分体式涡轮外环块体两端包括喷涂固定孔在内的多余部分，再依次进行车加工和磨削加工，去除涂层和分体式涡轮外环工件本体的加工余量。

涡轮外环在发动机中处于高温、高压、高载荷的工作状态，为进一步提高零件的耐高温承受力，在涡轮外环上增加贯穿涂层和涡轮外环本体的冷却气膜孔，用于对高温工作表面进行冷却降温。压气机吸入的部分空气可通过一定的通道从气膜孔中喷出，遇到由燃烧室出来的高温气体后在涡轮外环表面形成一层很薄的气膜。由于空气的导热性很差，可以将高温气体与涡轮外环隔离，而快速流动的空气也会不断地将高温气体带走。

在本发明应用较佳的实施方式中，上述将经过真空扩散热处理后的分体式涡轮外环进行机加去除防护涂层和分体式涡轮外环本体的尺寸余量，然后制备贯穿涂层和分体式涡轮外环本体的冷却气膜孔；

优选的，气膜孔加工技术为激光打孔、电火花打孔、电化学打孔、激光电火花复合打孔和电解电火花复合打孔中的任意一种。

通过制备冷却气膜孔，可提高零件的耐高温承受力，减少因热变形和涂层的脱落对零件造成的损坏，提高了涡轮外环的服役温度范围。

在本发明应用较佳的实施方式中，上述将制备了气膜孔的分体式涡轮外环逐块安装在涡轮机匣的环槽上拼接成为整环，进行精加工至设计尺寸。

在本发明应用较佳的实施方式中，上述对精加工后的防护涂层进行表面抛光处理。

在本发明应用较佳的实施方式中，上述对精加工后的防护涂层表面进行表面抛光处理至防护涂层的表面粗糙度ra<0.2μm；

优选的，表面抛光处理后的防护涂层的厚度为0.4～2.0mm。

将制备了冷却气膜孔的分体式涡轮外环，再逐块通过挂钩结构或螺栓连接或过盈配合安装在涡轮机匣的环槽上拼接成为整环，而各个分块之间保留一定的间隙。由于涡轮外环直接与高温燃气接触，环境温度高，而涡轮机匣一般直接与冷气接触，环境温度较低，二者的温差必然导致径向热膨胀不协调，各分块之间的间隙可用来抵消径向的膨胀量。

服役过程中，涡轮叶片在高温下以极高的速度旋转，与之一起组成发动机燃气流道的涡轮外环表面若存在凸起物，必然会对叶片表面造成损伤。因此，将已拼接成整环的涡轮外环进行精加工至最终尺寸，涂层抛光处理后至表面粗糙度ra在0.2μm以内，可增加气路的密封效果。

此外，在进行喷涂前，还包括前处理步骤：脱脂除油、喷砂、转移弧清理和预热。汽油或丙酮超声清洗可以去除工件表面油脂和灰尘等污物。

对非喷涂区域用工装夹具或胶带进行遮蔽保护后进行喷砂处理，可去掉待喷涂面氧化皮，提高涂层与分体式涡轮外环本体间的结合强度，待喷涂面表面粗糙度应均匀一致且无金属光泽和无污染，表面粗糙度ra达到3μm以上。

将分体式涡轮外环通过两端预制固定孔安装在高温不锈钢或碳钢夹具内并置于低压等离子喷涂真空腔室，夹具应对非喷涂区域进行有效遮挡。通过反复抽真空和填充氩气，有效降低真空腔室内氧/氮含量。

采用转移弧对待喷涂面进行溅射清理进一步去除氧化膜及其他污物，产生高活性的表面，以利于后续制备的涂层和涡轮外环本体产生一定的冶金结合。

在未送粉条件下利用等离子射流对工件进行预热处理，以提高涂层与涡轮外环表面接触的温度，减小涡轮外环本体与涂层因热膨胀系数差异产生的应力，增强涂层与涡轮外环本体的结合强度。本发明采用的上述预处理为本技术领域的通用技术，具体的参数本发明对其不做限定。

一种航空发动机涡轮外环，航空发动机涡轮外环表面喷涂有采用上述表面处理方法制备的防护涂层。在本发明应用较佳的实施例中，上述涂层与基体结合强度>70mpa，1050℃抗氧化性能达到完全抗氧化级别。

本发明具有以下有益效果：

本发明提供了一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环。该涡轮外环本体采用分体式结构，在喷涂防护涂层时，无需对涡轮外环进行繁复的翻转，提高了涂层的制备效率和质量。此外，由于涂层厚度较大而涡轮外环本体的壁厚较薄，分体式结构也避免了应力的累积所致工件的变形，如果将涂覆了涂层的整环再作分割处理，其残余应力释放极易引起涂层在加工和服役过程中的崩落。

其次，本发明设置防护涂层由靠近基体侧至远离基体侧孔隙率梯度增加，使得靠近基体侧涂层结构致密，可满足对高温腐蚀性能的需求。在远离基体的方向上，涂层的孔隙率梯度增加，既可解决因涂层微结构突变所致的层间热膨胀系数不匹配和内聚强度不足，还可作为初始裂纹源，在与叶片发生非正常刮擦时促进涂层内部粘结的断裂，有助于减少涂层材料向叶片的转移量，满足对涂层磨耗性能的需求。

再次，本发明提供的表面处理方法中喷涂过程一次成型，不需要喷涂至一定厚度后进行翻转及热处理后二次喷砂或转移弧清理，喷涂至设计厚度后一次性进行去应力处理和扩散处理。既避免了涂层中的分层现象，又可显著提高生产效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明实施例1-4中分体式涡轮外环本体结构示意图；

图2为本发明实施例1-4中分体式涡轮外环本体横截面示意图；

图3为本发明实施例1-4中涂敷涂层的分体式涡轮外环横截面示意图；

图4为本发明实施例1-4中涂敷涂层的分体式涡轮外环机加后横截面示意图；

图5为本发明实施例1-4中涂敷涂层的分体式涡轮外环制备气膜孔后横截面示意图。

图标：1-涡轮外环本体；2-mcraly涂层；3-气膜孔。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。实施例中未注明具体条件者，按照常规条件或制造商建议的条件进行。所用试剂或仪器未注明生产厂商者，均为可以通过市售购买获得的常规产品。

以下结合实施例对本发明的特征和性能作进一步的详细描述。

实施例1

参照图1，图2，图3，图4和图5所示，在涡轮外环本体1的待喷涂区域设置有凹槽，在凹槽内喷涂有mcraly涂层2，多个气膜孔3贯穿mcraly涂层2和涡轮外环本体1。参照图1所示，在涡轮外环本体1的两端预制喷涂固定孔。本实施例提供了一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环，其包括如下依次进行的步骤：

(1)将经过超声除油和喷砂处理的分体式涡轮外环安装于夹具并置于低压等离子喷涂腔室内。反复抽真空和填充氩气稀释腔体内氧/氮含量，对待喷涂面进行转移弧电清理和预热处理。

(2)采用粒度在5.5～38μm的气雾化conicraly粉末，7kpa开始喷涂，等离子喷枪电流为1800a、氩气流量为110l/min、氢气流量为6l/min、送粉速率为45g/min、喷枪移动速度为50mm/s、喷涂距离450mm。每喷涂0.20mm的厚度，增加喷涂腔室环境压强7kpa，同时缩短喷涂距离30mm。制备的涂层厚度为2.2mm。

(3)在真空度高于10^-2pa的真空热处理炉内，以6℃/min速率升温至650℃，保温4h进行去应力处理；再以15℃/min速率升温至980℃，保温8h进行扩散处理，再随炉冷却至室温。

(4)将分体式涡轮外环工件固定于专用卡盘上，切割去除单个环块两端过渡区域，再依次进行车加工和磨削加工，去除涂层和环块本体的尺寸余量，采用电火花打孔技术制备贯穿涡轮外环本体和涂层的气膜孔3。

(5)将分体式涡轮外环逐块通过过盈配合安装在涡轮机匣的环槽上拼接成为整环，进行精加工至最终尺寸，精加工后的涂层厚度为1.8mm，涂层表面抛光至粗糙度ra<0.2μm。

所制备涂层与基体结合强度>80mpa，孔隙率由靠近基体侧0.5％以内递增至远离基体侧的2.9％，1050℃恒温氧化实验可达完全抗氧化级别。

实施例2

本实施例提供了一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环，其包括如下依次进行的步骤：

(1)将经过超声除油和喷砂处理的分体式涡轮外环安装于夹具并置于低压等离子喷涂腔室内。反复抽真空和填充氩气稀释腔体内氧/氮含量，对待喷涂面进行转移弧电清理和预热处理。

(2)采用粒度在11-63μm的气雾化conicraly粉末，8kpa开始喷涂，等离子喷枪电流为2000a、氩气流量为100l/min、氢气流量为8l/min、送粉速率为30g/min、喷枪移动速度为25mm/s、喷涂距离420mm。每喷涂0.15mm的厚度，增加喷涂腔室环境压强12kpa，同时缩短喷涂距离60mm。制备的涂层厚度为0.75mm。

(3)在真空度高于10^-2pa的真空热处理炉内，以9℃/min速率升温至550℃，保温5h进行去应力处理；再以18℃/min速率升温至960℃，保温6h进行扩散处理，再充入氩气至50kpa加速冷却至室温。

(4)将分体式涡轮外环工件固定于专用卡盘上，切割去除单个环块两端过渡区域，再依次进行车加工和磨削加工，去除涂层和环块本体的尺寸余量。采用电化学打孔技术制备贯穿涡轮外环本体1和涂层的气膜孔3。

(5)将分体式涡轮外环逐块通过挂钩结构安装在涡轮机匣的环槽上拼接成为整环，进行精加工至最终尺寸，精加工后的涂层厚度为0.5mm，涂层表面抛光至粗糙度ra<0.2μm以内。

所制备涂层与基体结合强度>75mpa，孔隙率由靠近基体侧0.5％以内递增至远离基体侧的2.5％，1050℃恒温氧化实验可达完全抗氧化级别。

实施例3

本实施例提供了一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环，其包括如下依次进行的步骤：

(1)将经过超声除油和喷砂处理的分体式涡轮外环安装于夹具并置于低压等离子喷涂腔室内。反复抽真空和填充氩气稀释腔体内氧/氮含量，对待喷涂面进行转移弧电清理和预热处理。

(2)采用粒度在15-45μm的气雾化nicocraly粉末，10kpa开始喷涂，等离子喷枪电流为1600a、氩气流量为110l/min、氢气流量为4l/min、送粉速率为35g/min、喷枪移动速度为40mm/s、喷涂距离400mm。每喷涂0.12mm的厚度，增加喷涂腔室环境压强4kpa，同时缩短喷涂距离20mm。制备的涂层厚度为1.2mm。

(3)在真空度高于10^-2pa的真空热处理炉内，以7℃/min速率升温至600℃，保温3h进行去应力处理；再以12℃/min速率升温至1080℃，保温4h进行扩散处理，再随炉冷却至室温。

(4)将分体式涡轮外环工件固定于专用卡盘上，切割去除单个环块两端过渡区域，再依次进行车加工和磨削加工，去除涂层和环块本体的尺寸余量。采用激光打孔技术制备贯穿涡轮外环本体和涂层的气膜孔。

(5)将分体式涡轮外环逐块通过挂钩结构安装在涡轮机匣的环槽上拼接成为整环，进行精加工至最终尺寸，精加工后的涂层厚度为0.95mm，涂层表面抛光至粗糙度ra<0.2μm。

所制备涂层与基体结合强度>78mpa，孔隙率由靠近基体侧0.5％以内递增至远离基体侧的2.8％，1050℃恒温氧化实验可达完全抗氧化级别。

实施例4

本实施例提供了一种航空发动机涡轮外环的表面处理方法及航空发动机涡轮外环，其包括如下依次进行的步骤：

(1)将经过超声除油和喷砂处理的分体式涡轮外环安装于夹具并置于低压等离子喷涂腔室内。反复抽真空和填充氩气稀释腔体内氧/氮含量，对待喷涂面进行转移弧电清理和预热处理。

(2)采用粒度在5-38μm的气雾化nicocraltay粉末，6kpa开始喷涂，等离子喷枪电流为1700a、氩气流量为105l/min、氢气流量为7l/min、送粉速率为40g/min、喷枪移动速度为55mm/s、喷涂距离480mm。每喷涂0.18mm的厚度，增加喷涂腔室环境压强6kpa，同时缩短喷涂距离30mm。制备的涂层厚度为1.8mm。

(3)在真空度高于10^-2pa的真空热处理炉内，以8℃/min速率升温至680℃，保温2h进行去应力处理；再以10℃/min速率升温至950℃，保温10h进行扩散处理，再随炉冷却至室温。

(4)将分体式涡轮外环工件固定于专用卡盘上，切割去除单个环块两端过渡区域，再依次进行车加工和磨削加工，去除涂层和环块本体的尺寸余量。采用激光电火花复合打孔技术制备贯穿涡轮外环本体和涂层的气膜孔。

(5)将分体式涡轮外环逐块通过螺栓连接安装在涡轮机匣的环槽上拼接成为整环，进行精加工至最终尺寸，涂层厚度为1.5mm，涂层表面抛光至粗糙度ra<0.2μm。

所制备涂层与基体结合强度>80mpa，孔隙率由基体侧0.5％以内至递增至表面2.7％，1050℃恒温氧化实验可达完全抗氧化级别。

实施例1-4中，涂层与基体结合强度按astmc633测试；涂层孔隙率按astme2109测试；在1050℃的条件下恒温氧化200h后，按hb5258-2000测试涂层的抗高温氧化性能。

本发明提供的制备方法所制备的防护涂层与涡轮外环结合良好、组织变化均匀、硬度适中、抗高温氧化性能优良，可满足涡轮外环高温防护涂层的服役要求，还可提高涡轮叶片的使用寿命，有助于提高发动机的可靠性。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。